機翼大攻角分離流控制技術(shù)研究.pdf

1、分離流控制是流動控制的一個重要方向，大攻角機翼分離流控制研究具有非常重要的理論意義和工程應(yīng)用前景。本文系統(tǒng)全面地研究了一種新的分離流控制方法--流動偏轉(zhuǎn)器。
　　 首先，從流動控制應(yīng)用現(xiàn)狀入手，研究目前應(yīng)用較多的控制方法，吸取這些方法的流動控制理念，提出一種新的流動控制方法。通過研究某型多段翼在低速情況下的流動控制特性，認(rèn)識其流動控制原理，即引用下翼面的壓力對上翼面的邊界層進(jìn)行吹氣，進(jìn)而增加上翼面邊界底層的能量，抑制分離。該方法

2、的缺點是減小了下翼面的壓力?；谶@種考慮，本文提出在機翼上翼面前緣附近進(jìn)行流動控制，采用偏轉(zhuǎn)導(dǎo)引來流動量的方法，對上翼面邊界層進(jìn)行吹氣，這樣既保證了下翼面的壓力，又能對上翼面的流動分離進(jìn)行控制。本文在機翼的前緣加裝流動偏轉(zhuǎn)器，使來流向機翼上表面偏轉(zhuǎn)，從來流中提取能量，增加流動底層的速度，使之抗分離的能力增加，進(jìn)而抑制分離，推遲失速。
　　 其次，采用風(fēng)洞實驗方法，研究了流動偏轉(zhuǎn)器對分離流的實際控制效果。文中采用了三種不同類型的流

3、動偏轉(zhuǎn)器，由最初流動偏轉(zhuǎn)器的流場顯示看出，流動偏轉(zhuǎn)器可以有效地控制分離。由第二種流動偏轉(zhuǎn)器的風(fēng)洞測力測壓實驗看出，流動偏轉(zhuǎn)器可以使失速攻角推遲3度，由于流動偏轉(zhuǎn)器對來流的偏轉(zhuǎn)作用，可以使機翼上翼面的壓力峰值保持到攻角24度。與干凈機翼相比較，最終改進(jìn)型流動偏轉(zhuǎn)器可以使失速攻角推遲6度。由PIV流場測量結(jié)果看出，在流動偏轉(zhuǎn)器的控制下，翼型上表面大的分離渦結(jié)構(gòu)被抑制，失速攻角推遲；翼型上表面渦量變化較大的區(qū)域下移，壁面邊界層與來流之間的能量

4、交換加劇，底層能量增加，抗分離能力增強。
　　 第三，采用數(shù)值計算方法，研究流動偏轉(zhuǎn)器的流動控制機理，并結(jié)合基因算法，對偏轉(zhuǎn)器進(jìn)行多參數(shù)優(yōu)化。通過對流動方向變化規(guī)律和翼面邊界層的深入研究，探尋了偏轉(zhuǎn)器的控制原理：使來流向機翼吸力面偏轉(zhuǎn)；削弱機翼前緣附近流動的三維效應(yīng)使流動趨近二元化；使邊界層內(nèi)速度型變得飽滿，減小速度型形狀因子H12，增大速度型的穩(wěn)定性，抑制流動分離?；蛩惴ǖ膬?yōu)化結(jié)果提升了流動偏轉(zhuǎn)器的應(yīng)用潛力。在流動控制中，經(jīng)

5、過基因算法優(yōu)化后的流動偏轉(zhuǎn)器，可以更加有效的提高翼型的氣動性能。計算流體力學(xué)(CFD)和基因算法(GA)的結(jié)合是一種有效的強大的優(yōu)化方法，它在當(dāng)前的流動控制設(shè)計中具有前瞻性。通過iSIGHT設(shè)計平臺，結(jié)合Fluent。形成一個高效的優(yōu)化平臺，可以推廣到更廣泛的流體應(yīng)用領(lǐng)域。另外，本文把遺傳算法應(yīng)用到空氣動力學(xué)的實驗當(dāng)中，可以為飛行器工程設(shè)計和空氣動力學(xué)理論分析提供更加優(yōu)化的實驗方案；流動偏轉(zhuǎn)器是實現(xiàn)遺傳算法在空氣動力學(xué)試驗中應(yīng)用的合適載

6、體；為了滿足遺傳算法對參數(shù)變化的高精度要求，本文提出把超聲電機精密驅(qū)動技術(shù)應(yīng)用于流動控制。既推進(jìn)了遺傳算法在實驗當(dāng)中的應(yīng)用，也推進(jìn)了流動偏轉(zhuǎn)器控制技術(shù)的實際應(yīng)用。
　　 最后，研究了偏轉(zhuǎn)器的實際工程應(yīng)用。對風(fēng)力機專用S809翼型的數(shù)值模擬結(jié)果表明，流動偏轉(zhuǎn)器可以有效的控制分離，改善翼型的失速特性，增加翼型氣動性能的穩(wěn)定性。通過對流動偏轉(zhuǎn)器參數(shù)的基因算法優(yōu)化，得到了在一定范圍內(nèi)失速控制的最優(yōu)參數(shù)，較大的提升了流動偏轉(zhuǎn)器流動控制性能